日本宇航用陀螺的研究进展

1.前言陀螺是宇航飞行器制导控制中最重要的装置之一,其性能、精度直接决定着制导控制系统的性能和精度。所以高精度、高可靠性宇航陀螺属于最高机密,各国对其产品的输出和制造技术的外流都严加控     

LIMU与机电式IMU在导弹上应用的比较研究

文中研究了基于激光陀螺的惯性测量组合（LIMU）在导弹上应用的适应性问题．通过仿真比较了LIMU和某型导弹的机电式惯性测量组合（IMU）在姿态、速度和定位精度方面的优劣。试验证明．现有激光陀螺重复性好,系统性误差小．可以满足导弹的制导精度要求．但是给姿态控制系统设计带来一定挑战．需要设计优良的控制器才能满足导弹姿态控制的要求。     

全球鹰无人机的制导与控制装置

全球鹰无人机的制导与飞行控制系统采用了利顿公司的两个装置 :LN 10 0G惯性导航系统(INS)和LN 2 0 0惯性测量装置(IMU )。LN 10 0G与GPS组合用于无人机的精确定位 ;LN 2 0 0IMU与红外传感器和CCD摄像机组合用于无人机的制导。1　LN 10 0G惯性导航系统LN 10 0G有时也称为LN 10 0 GINS ,它含有一个具有 3个锁零TM激光陀螺 (ZLG)的传感器组件、一个A 4加速度计三合一组件和 5个具有两个剩余插槽的电子组件 ,所有这些装置都安装在小型、轻质量的封装内。核心LN 10 0GINS/GPS装置是可以独立应用的“任务化”装置 ,它具有…     

惯测组合高低温环境简易标定方法

为简化惯性测量组合(IMU)高低温标定过程,基于输入输出物理量模相等的原理,提出了一种高低温环境IMU简易标定方法,并给出了最佳标定编排。高低温环境下对一套激光陀螺捷联惯导系统进行标定试验,结果表明:与传统标定法相比,简易标定法精度满足导航级惯性导航系统的应用要求。试验证实了简易标定法的有效性。     

再入飞行器攻击慢速活动目标的制导方案研究

研究了再入飞行器攻击海上慢速活动目标的制导方案。首先介绍了目标的初始侦察定位系统 ;然后对再入飞行器攻击活动目标可以采用的导引头以及高空探测系统进行了分析 ;最后对再入飞行器降弧段的制导规律进行了研究。针对目标的最大逃逸范围 ,提出了高低空复合制导方案 ,仿真结果表明方案是可行的     

一种大动态惯导技术在旋转弹上的仿真与实验研究

针对大动态环境下旋转弹的特点,在无陀螺惯性测量系统的基础上,采用一种基于MEMS双陀螺多加速度计的捷联惯导方案。该方案可以克服单纯加速度计的惯导方案对加速度测量和安装精度的苛刻要求,实现对弹轴方向角速度的解算。计算机仿真结果表明,导航解算的误差可以满足旋转弹的精度要求。在仿真分析基础上,给出了一种面向炮弹系统．基于FPGA双核处理器结构惯导系统的硬件实现方案。     

用于战术、再入飞行器的三位一体式环形激光陀螺

三轴环形激光陀螺的一个成员是三位一体式激光陀螺(Trilag),即在同一整体块上联结三个方形光学腔体,这样,透镜和其它部件可共用。该陀螺正由辛格公司的基尔福特制导与航空分公司为海军和空军研制。该公司最近将T-24型三位一体式样机交付给查尔斯·斯塔克·德雷珀实验室,将其用于空军的机密再入飞行器上作鉴定,其数字24代表光路长。基尔福特公司声称,三位一体式设计提供了大小、性能和成本的最佳结合,而且稳定性     

故障下高超声速飞行器再入在线轨迹重构

基于改进的网格细化技术和最优反馈控制思想,研究了高超声速飞行器再入段发生执行器故障的在线轨迹重构问题。标称情况下,利用改进的网格细化技术计算满足再入过程约束和终端约束的离线最优轨迹,为故障下在线轨迹重构提供初值猜测值;执行器发生故障后,标称轨迹已经不能满足制导要求,此时针对不同故障下改变的气动系数和再入约束条件,在线生成可行的再入轨迹,并实时反馈更新制导指令。通过采取一系列策略,满足故障下在线轨迹重构的实时性要求。以X-33飞行器为对象的仿真结果表明,执行器故障下在线生成的轨迹满足再入飞行约束和实时性要求,使高超声速飞行器可以安全的与着陆段交班,提高了飞行器的安全性和可靠性。     

基于CMAC网络的飞行器再入制导研究

针对高速再入飞行器的制导问题,提出了一种改进的标准轨道制导律.该方案在纵向上将LQR控制与小脑模型神经网络(CMAC)相结合,利用在线学习的CMAC对攻角和倾侧角的大小进行修正,提高地心径向距离和剩余航程的跟踪精度.在侧向上,根据定义的侧向边界设置动态调整准则确定倾侧角反向位置.三自由度仿真显示,该制导律在气动偏差下能够得到满足终端精度和约束条件的再入轨道,具有良好的可行性.     

基于Dueling DQN的临近空间飞行器再入轨迹规划

针对临近空间飞行器再入段禁飞区规避制导问题,构建了临近空间飞行器再入过程横侧向制导的马尔可夫决策过程（Markov decision process,MDP）模型。基于竞争深度Q网络（dueling deep Q network,Dueling DQN）,设计了横侧向制导律及满足射程需求与禁飞区规避需求的再入过程奖励函数。经仿真验证,该横侧向制导律能够通过改变倾侧角符号实现禁飞区规避,并导引飞行器到达目标区域,具备较高精度,验证了方法的有效性。     

空间飞行器离轨段制导策略研究

基于空间定点投送任务,开展空间飞行器离轨段制导策略研究。对离轨制动任务剖面及相关总体设计条件进行描述,对离轨段制导设计约束进行梳理。针对设计约束制定制导策略,根据轨控发动机推力辨识结果,确定离轨起始点,通过离轨段控制提升飞行器再入位置精度;针对轨控发动机反推分离方案,采用视速度增量计算对推进剂消耗进行预示,避免分离前推进剂耗尽;基于离轨段仿真开展测控天线安装角分析,为测控方案提供支撑。     

高升阻比滑翔飞行器再入制导方法研究

针对高升阻比滑翔飞行器再入段制导方法的工程需求,提出了“改进的预测-校正制导+定向末制导”方法作为再入段制导方法。通过调整其横向制导的误差边界,解决了飞行器在交班点附近出现的横向误差不收敛问题,同时兼顾了较大的横向机动距离,发挥了飞行器高升阻比的特性。对预测-校正制导流程进行了改进,从而赋予了飞行器在线变更目标点的能力。在距目标一定距离时切换为末制导律,采用约束落点弹道倾角和航向角的广义比例导引法,实现对目标的定点定向打击。蒙特卡洛仿真结果表明,该制导方法对各项误差有较强的鲁棒性,具有较好的应用前景。     

“全球鹰”的制导与控制系统

“全球鹰”的制导与飞行控制系统采用了利顿公司的LN-100G惯性导航系统（INS）和LN-200惯性测量装置（IMU）。LN-100G与GPS组合用于精确定位;LN-200IMU与红外传感器和CCD摄像机组合用于制导。     

惯性导航传感器

在诸多导航应用领域,最重要的需求并非是提高导航系统的精度／性能,而是在满足性能需求的前提下降低成本、减小体积。特别是小型导航传感器使得制导、导航、控制产品应用到以前认为不可能的应用场合的时候（如炮弹、制导弹药）。环形激光陀螺（RLG）、光纤陀螺（FOG）和微机电系统（MEMS）陀螺及加速度计这三大技术推动了导航技术在军事和商业领域的发展。环形激光陀螺和光纤陀螺已经成熟,但后者仍在持续发展,MEMS技术则是一个非常活跃的研发领域。本文对于这几方面的进展情况都将进行描述,重点放在MEMS传感器的设计和性能方面,与特定传感器性能相关的一些的推动因素将被提及。文章的最后对各种传感器技术的未来发展及应用进行了预测。     

惯性导航传感器

在诸多导航应用领域．最重要的需求并非是提高导航系统的精度／性能，而是在满足性能需求的前提下降低成本、减小体积。特别是小型导航传感器使得制导、导航、控制产品应用到以前认为不可能的应用场合的时候（如炮弹、制导弹药）。环形激光陀螺（RLG）、光纤陀螺（FOG）和微机电系统（MEMS）陀螺及加速度计这三大技术推动了导航技术在军事和商业领域的发展。环形激光陀螺和光纤陀螺已经成熟，但后者仍在持续发展，MEMS技术则是一个非常活跃的研发领域。本文对于这几方面的进展情况都将进行描述，重点放在MEMS传感器的设计和性能方面，与特定传感器性能相关的一些的推动因素将被提及。文章的最后对各种传感器技术的未来发展及应用进行了预测。     

基于虚拟再入角的快速离轨制动制导方法

为满足再入飞行器快速离轨制动的需求，提出一种基于虚拟再入角的快速离轨制动制导方法。在分析脉冲离轨制动的制导机理的基础上，采用有限推力方式逐渐接近终端状态，满足再入角度和再入速度的交班需求；采用凸优化方法计算满足多终端约束的时间最优轨迹，结合有限推力制导算法的仿真结果，分析轨迹特点，提出虚拟再入角概念，设计考虑多终端约束的快速离轨制动的在线制导算法。分别从运算效率和制导精度两个方面，同现有方法进行比较，并在发动机推力大小与方向存在偏差情况下进行蒙特卡洛仿真。仿真结果表明，相比于现有算法，所提出的算法在保障同等控制精度的前提下，实现了快速离轨阶段快速的目标，且可以满足在线计算的需求。     

捷联式大速率积分陀螺的研究

为了发射人造卫星等,对火箭必须进行精确的制导和控制。在这种场合,作为必须的姿态基准装置,有平台系统和捷联系统两种方式。但是无论哪一种方式都是以变位陀螺为中心结构。在过去虽然有用2自由度陀螺的倾向,而现在从精度和可靠性方面考虑,多采用单自由度积分陀螺。在平台系统中,为了保持安装陀螺的平台相对惯性空间的稳定姿态,用陀螺检测零位,所以陀螺的输入角越小越好。而在捷联系统中,陀螺是固定在火箭的本体上,其输入角为对应火箭本体的运动,必须能感受很宽的转角范围。不过,平台系统结构复杂,为了提高精度需要很高的技术,而且尺寸大,重量重都是不可避免的。与此相反,捷联系统只     

高超声速滑翔飞行器再入制导方法及热点问题研究综述

高超声速滑翔飞行器是一类具有重要战略价值的临近空间飞行器,其再入段制导是当前研究的重点问题之一.梳理了高超声速滑翔飞行器再入制导方法的发展历程,综述了标称轨迹制导方法、预测校正制导方法、闭环最优制导方法的原理和研究现状,并对其特点和局限进行了分析.针对再入协同制导、再入鲁棒轨迹优化、再入变体制导、再入智能制导等当前再入...     

棱镜激光陀螺数字稳光强稳腔长控制系统

棱镜式激光陀螺的稳频原理不同于反射镜式激光陀螺,为了克服棱镜式激光陀螺原模拟控制系统的缺点,提出了一种棱镜式激光陀螺数字化稳光强稳腔长控制系统的方案。在理论分析的基础上,设计并制作了基于FPGA与单片机的数字式控制电路,同时编写了相应的控制程序。仿真和实验证明该数字式稳光强稳腔长控制方案能很好满足激光陀螺光强和腔长控制要求,且优于传统的模拟控制方式。最后指出了实现棱镜激光陀螺数字化控制的优势,如体积小、稳定性高等。     

有控再入飞行器适时引爆战斗部方法研究

再入飞行器战斗部的引爆信号一般根据飞行弹道的理论计算值进行"射前装订",而由于飞行干扰和各种偏差的存在,使得再入飞行器实际飞行弹道偏离理论弹道,实际引爆点偏离理论引爆点,战斗部的毁伤效果不理想。有控再入飞行器安装有制导控制系统,飞行中可以提供实际飞行速度、高度等信息,若利用这些信息实时计算、输出引爆信号,将大大提高战斗部的毁伤效果。为了获得最佳毁伤效果,以有控再入飞行器为研究对象,研究了有控飞行器飞行过程中适时输出引爆战斗部信号的方法,使战斗部整体毁伤效能最优。